专利名称：混排航空发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及后置风扇混排航空发动机，特别是涉及一种带级间燃烧室的后置风扇混排航空发动机。
背景技术：
目前军用机中真正意义上能实现超音速巡航飞行的只有F22战斗机，虽然轰炸机 XB-70、强击机A-12、侦察机SR-71在加力状态下可以实现马赫数最高为3的超音速飞行，但依据第四代战斗机标准来看，加力燃烧室的使用极大地降低了飞机的隐身性能。而航空发动机的性能的提高主要靠增加压气机总压比的同时，并提高涡轮前温度。目前，F100-PW2^ 发动机总压比接近34，F119的涡轮前温度可达2050K，在现有技术条件下，进一步增加总压比容易引起压气机的失速，燃烧室温升也受涡轮叶片耐热强度的限制，提高燃烧室出口温度有待于材料科学的进一步发展。在现有总压比和温升内，航空发动机性能似乎到了极限。1997年美国加州大学提出在高低压涡轮间设置级间燃烧室可以有效提高发动机总体性能，专利号CN101566353A、CN101070961A、CN1858498A提出了不同的级间燃烧室结构，专利CN101709656A是提出了级间燃烧室叶片冷却效率和燃烧效率的计算耦合方法。事实上，增加级间燃烧室后，除了对燃烧室结构进行设计外，还需要对发动机整体结构进行改动，因为增设级间燃烧室后，低压涡轮做功能力增加，落压比减小，在原发动机结构下，内涵道总压将高于外涵道总压，而事实与理论均表明只有在内外涵压力近似相等时，内外涵气流混合后损失才最小，为了使内外涵压力匹配，国内外普遍认为的改造方案是增加风扇压比或增加涵道比。但改变原发动机的结构，需要耗费较多的财力投入。即使保持核心机不变，只改造风扇，将增加原发动机总压比，容易引发压气机内部的气动问题。世界第一台风扇后置的涡扇发动机是美国通用发动机公司1959年研制的CF700， 前苏联研制的具有外涵道的桨扇发动机也类似为风扇后置的发动机，专利CN16M806A和申请号CN101881237A均为风扇后置的分排发动机结构。以上发明中存在的问题如同CF700 发动机一样，风扇叶片处于大气环境中，高空中环境温度约零下50度，而内涵涡轮叶片要承受500度以上的高温，所以在叶片径向上产生较高热应力，同时分开排气的发动机通常涵道比较大，所以叶片较长，高速旋转时产生的离心力会使下端的涡轮叶片不堪重负，这是 CF700没有得到推广的原因，也是分开排气发动机采用风扇后置结构的显著不足。
发明内容
为解决现有技术中的技术问题的至少一个方面，提出本发明。本发明在低压涡轮后增加一个后置风扇，消耗掉级间燃烧室增加的部分热量，用于提高外涵道压力，使混合损失达到最小。根据本发明的一个方面，提出了一种后置风扇混排航空发动机，包括发动机转子；内机匣和外机匣，内机匣和外机匣之间形成外涵道，内机匣内形成内涵道；设置在内涵道内的主燃烧室以及级间燃烧室，所述发动机转子包括位于主燃烧室之前的前置风扇转子和高压压气机转子部分、位于主燃烧室与级间燃烧室之间的高压涡轮转子部分、以及位于级间燃烧室之后的低压涡轮转子部分，所述发动机还包括后置风扇，所述后置风扇在流体流动方向上置于低压涡轮转子部分之后，所述后置风扇包括位于外涵道内、周向布置的多个风扇叶片，相邻风扇叶片之间形成在流体流动方向上渐扩的通道；位于所述内涵道内、周向布置的多个涡轮叶片，相邻涡轮叶片之间形成在流体流动方向上渐缩的通道；以及环形缘板，具有环形叶片连接部和第一环形延伸部，所述叶片连接部连接涡轮叶片与风扇叶片， 所述第一环形延伸部从所述叶片连接部朝向内机匣的端部延伸以邻近所述内机匣的端部。进一步地，所述环形缘板还可包括第二环形延伸部，所述第二环形延伸部从所述叶片连接部远离内机匣的端部延伸。所述第一环形延伸部可以为揪树型。进一步地，所述第一环形延伸部的靠近内机匣的端部与内机匣的相对端部之间形成机械密封。所述环形缘板可以与涡轮叶片和风扇叶片采用整体成型的方式连接。或者，所述环形缘板可以与涡轮叶片和风扇叶片采用机械部件连接。可选地，所述后置风扇还包括涡轮叶片设置在其上的轮盘；从所述轮盘突出并与轮盘一体设置的轮轴；可旋转地保持所述轮轴的轴承；以及用于固定轴承的支架，所述支架穿过内机匣而固定连接在轴承与外机匣之间，或者所述支架固定连接在轴承与内机匣之间。所述支架可以为等角度间隔开的多个固定条或固定片。可选地，所述后置风扇的涡轮叶片直接固定在低压涡轮转子部分上。通过下文中参照附图对本发明所作的描述，本发明的其它目的和优点将显而易见，并可帮助对本发明有全面的理解。
图1为根据本发明的一个实施例的后置风扇混排航空发动机的结构示意图；图2为根据本发明的一个实施例的后置风扇的连接方式的示意图；图3为根据本发明的一个实施例的三维后置风扇局部大样图。图4为根据本发明的另一个实施例的后置风扇混排航空发动机的结构示意图；图5为根据本发明的内涵道热力循环过程P-V图；图6为根据本发明的外涵道热力循环过程P-V图。
具体实施例方式下面通过实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步具体的说明。在说明书中，相同或相似的附图标号指示相同或相似的部件。下述参照附图对本发明实施方式的说明旨在对本发明的总体发明构思进行解释，而不应当理解为对本发明的一种限制。如图1和3、4中所示，根据本发明的混排航空发动机包括发动机转子；内机匣55 和外机匣56，内机匣55和外机匣56之间形成外涵道53，内机匣内形成内涵道52 ；设置在内涵道52内的主燃烧室58以及级间燃烧室61，其中，所述发动机转子包括在流体流动方向上位于主燃烧室58之前的前置风扇转子51和高压压气机转子部分M、位于主燃烧室58 与级间燃烧室61之间的高压涡轮转子部分59、以及位于级间燃烧室61之后的低压涡轮转子部分62，且其中所述发动机还包括后置风扇(在附图中包括部件64、65、66)，后置风扇在流体流动方向上置于低压涡轮转子部分62之后，如图1-3中所示，后置风扇包括位于外涵道53内、周向布置的多个风扇叶片64，相邻风扇叶片之间形成在流体流动方向上渐扩的通道；位于所述内涵道52内、周向布置的多个涡轮叶片66，相邻涡轮叶片之间形成在流体流动方向上渐缩的通道；以及环形缘板65，具有环形叶片连接部651和第一环形延伸部 652，所述叶片连接部651连接涡轮叶片66与风扇叶片64，所述第一环形延伸部652从所述叶片连接部651朝向内机匣55的端部延伸以邻近所述内机匣55的端部。如图3中所示，风扇叶片64的个数与涡轮叶片66的个数可以相同，也可以不相同。常规发动机沿气流方向各部件依次为前置风扇、压气机，燃烧室，高压涡轮，低压涡轮，混合器，尾喷管。本发明中沿气流方向各部件依次为前置风扇转子51，压气机(高压压气机转子部分M)，主燃烧室58，高压涡轮(高压涡轮转子部分59)，级间燃烧室61，低压涡轮(低压涡轮转子部分62)，后置风扇(风扇叶片64，环形缘板65，涡轮叶片66)，混合器71，尾喷管 70。比常规发动机多了级间燃烧室61和后置风扇，这里，后置风扇的用途是为了平衡由级间燃烧室引起的压力不匹配。后置风扇的技术原理如下原发动机结构下，内、外涵道气流在混合器入口处总压近似相等，但增加了级间燃烧室后，低压涡轮进口总温升高，做同样的功，出口的总压将显著高于常规发动机低压涡轮出口，此时内、外涵道气流在混合器入口的总压将不平衡，使混合损失增加，本发明中，消耗一部分级间燃烧室产生的热量，推动后置风扇的涡轮叶片做功，后置风扇的下部分为涡轮叶片，上部分为风扇叶片，涡轮叶片带动风扇叶片转动，此时外涵道为经过前风扇加压减速后、具有一定温度的气流，由于前置风扇的压比较低，所以外涵道的总压小于内涵道的气流总压，则外涵道气流经过后置风扇的叶片扩压减速后，外涵道总压进一步升高，内涵道气流因为做功，总压总温均降低，内、外涵道气流总压在近似相等下进入混合器混合，此时的混合损失最小。由于级间燃烧室位于高压涡轮后，对高压涡轮没有影响，仅影响着低压涡轮。另外，由于混合排气的涵道比很低，风扇叶片长度较短，也减小了离心力对涡轮叶片的影响， 同时环形内缘板将涡轮叶片部分和风扇叶片部分分别置于内、外涵道气流中，避免过早混合引起的损失。在环形缘板65还包括从所述叶片连接部远离内机匣55的端部延伸的第二环形延伸部653的情况下，能够更有效地避免过早混合引起的损失。有利地，第一环形延伸部652为揪树型。第一环形延伸部652的靠近内机匣55的端部与内机匣55的相对端部之间形成机械密封。需要注意的是，所述环形缘板能够以与涡轮叶片和风扇叶片采用整体成型的方式连接。这样做的优点是减少了零部件数量，否则部件数量多连接起来会产生偏差，而且连接处需要加厚，会增加发动机重量。但是，整体加工成型的不利之处就是一个叶片损坏，整个后风扇转动部件都要更换。或者，所述环形缘板能够以螺栓或销钉等部件将涡轮叶片与风扇叶片连接。参照附图2，所述后置风扇还包括涡轮叶片设置在其上的轮盘69 ；从所述轮盘69 突出并与轮盘69 —体设置的轮轴68 ；可旋转地保持所述轮轴68的轴承67 ；以及用于固定轴承67的支架63，所述支架63穿过内机匣55而固定连接在轴承67与外机匣56之间，或者所述支架63固定连接在轴承67与内机匣55之间。所述支架63可以为等角度间隔开的多个固定条或固定片。图2示出了后置风扇的一种连接方法，左侧图中后置风扇由风扇叶片64、涡轮叶片66和揪树型缘板65组成，后置风扇与轮盘69通过榫头槽口连接，轮盘69 与轮轴68采用电子束焊接，并通过轴承67与穿过内机匣55，固定在外机匣56上的支架63 连接，构成了一套可以自由转动的后置风扇。右侧图为A-A断面的剖视图。图3为后置风扇的三维局部大样图。如图1中所示，所述轮盘69的与所述轮轴68所在的一侧相反的一侧设置有圆锥台部72，该圆锥台部72以发动机转子的旋转轴线为旋转轴线并且远离低压涡轮转子部分渐缩，以保证涡轮子午面的渐扩通道。在图1与图2中的技术方案中，可以保证后置风扇与发动机转子以不同的速度旋转。图3为后置风扇的三维局部大样图。由于涡轮叶片66与风扇叶片64工作原理不同，所以其稠度、安装角、曲率也有较大差异，通过调节叶片安装方式可以分配涡轮叶片的膨胀功与风扇叶片的压缩功的功率分配，使内涵道52和外涵道53内两股气流进入混合器 71的压力近似相等，以保证损失最小。图4中示出了后置风扇与发动机转子同步旋转的方案。具体地，所述后置风扇的扇叶直接固定在低压涡轮转子部分上，例如通过短螺栓将后置风扇的轮盘与原低压涡轮转子轮盘连接。下面结合附图1、4描述根据本发明的发动机的运行过程。图1为本发明的第一示例性实施例，环境中大气经过风扇转子51初步增压后分两股进入发动机，大部分经内涵道52进入核心机，小部分进入内机匣55和外机匣56间的外涵道53，内涵道空气经高压压气机转子M进一步压缩，进入主燃烧室58，与喷油嘴57的航空煤油混合燃烧，高压燃气推动高压涡轮转子59膨胀做功，消耗一部分能量，后进入级间燃烧室61，与级间燃烧室内燃油喷嘴60喷出的燃油混合燃烧，推动低压涡轮转子62做功， 剩余的能量继续对后置风扇的涡轮叶片66做功，带动后置风扇的风扇叶片64对外涵道气体进一步增压，内外涵气流在混合器71中混合，经尾喷管70排出。图4为本发明的第二示例性实施例，编号0-9为进行发动机热力循环分析划分的各部件截面示意，0为远方大气，2. 2为前风扇出口，3为主燃烧室进口，4为主燃烧室出口， 4. 5为级间燃烧室进口，4. 8为级间燃烧室出口，5为混合器进口 6为混合器出口 9为尾喷管出口 ；5’，6’，9’分别为不带级间燃烧室的发动机混合器进、出口，尾喷管出口截面参数。第二实施例中低压涡轮之前的发动机结构与第一实施例相同，不同的是后置风扇结构，后置风扇的轮盘与原发动机低压涡轮转子轮盘通过短螺栓串联，其转速与低压涡轮转子一致， 该结构与第一实施例相比转速的变化受到了限制，但是后置风扇的结构得到了简化。图5为本发明的内涵道热力循环过程P-V图，0-3-4-5’-6’_9’为常规发动机内涵道热力循环过程，0-3-4-4. 5-4. 8-5-6-9为带级间燃烧室发动机内涵道热力循环。由于在混合器中混合使得内涵道温度降低，所以理想循环图中有5-6(5’ -6’ )的等压降温过程。图6为本发明的外涵道热力循环过程P-V图，0-2. 2-6’ _9’为常规发动机热力循环过程，0-2. 2-5-6-9为带级间燃烧室发动机外涵道热力循环。由于在混合器中混合使得外涵道温度升高，增加了外涵道循环功，所以分开排气的外涵道热力循环是一条曲线，而混合排气的外涵道热力循环是一个封闭的区域。内涵道热力循环中缺少那一部分等于外涵道的热力循环，由内、外涵循环面积相加可以看到带级间燃烧室发动机的热力循环过程 0-3-4-4. 5-4. 8-5-6-9比常规发动机循环0_3_4_5’ -6’ -9’多出一部分面积，即为带级间燃烧室发动机比常规发动机循环功的增量。在考虑部件效率的前提下，采用发动机总体性能一维计算程序，对F22战斗机在马赫数1.6时，Ilkm高空巡航飞行的计算表明增加级间燃烧室后，相比传统发动机增加7 %的耗油量，可以增加21 %的比推，采用风扇后置结构调节压力匹配后，比推增加至 30%。风扇后置比增加前置风扇压比或者涵道比的优势在于不会对原发动机结构和气动性能产生影响，降低了研制周期和成本。尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行变化，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
权利要求
1.一种后置风扇混排航空发动机，包括 发动机转子；内机匣和外机匣，内机匣和外机匣之间形成外涵道，内机匣内形成内涵道； 设置在内涵道内的主燃烧室以及级间燃烧室，其中，所述发动机转子包括位于主燃烧室之前的前置风扇转子和高压压气机转子部分、位于主燃烧室与级间燃烧室之间的高压涡轮转子部分、以及位于级间燃烧室之后的低压涡轮转子部分， 其特征在于所述发动机还包括后置风扇，所述后置风扇在流体流动方向上置于低压涡轮转子部分之后，所述后置风扇包括位于外涵道内、周向布置的多个风扇叶片，相邻风扇叶片之间形成在流体流动方向上渐扩的通道；位于所述内涵道内、周向布置的多个涡轮叶片，相邻涡轮叶片之间形成在流体流动方向上渐缩的通道；以及环形缘板，具有环形叶片连接部和第一环形延伸部，所述叶片连接部连接涡轮叶片与风扇叶片，所述第一环形延伸部从所述叶片连接部朝向内机匣的端部延伸以邻近所述内机匣的端部。
2.根据权利要求1所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于所述环形缘板还包括第二环形延伸部，所述第二环形延伸部从所述叶片连接部远离内机匣的端部延伸。
3.根据权利要求1所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于 所述第一环形延伸部为揪树型。
4.根据权利要求3所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于所述第一环形延伸部的靠近内机匣的端部与内机匣的相对端部之间形成机械密封。
5.根据权利要求1所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于 所述环形缘板与所述涡轮叶片和风扇叶片采用整体成型的方式连接。
6.根据权利要求1所述的混排航空发动机，其特征在于 所述环形缘板与涡轮叶片和风扇叶片采用机械部件方式连接。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于 所述后置风扇还包括涡轮叶片设置在其上的轮盘；从所述轮盘突出并与轮盘一体设置的轮轴；可旋转地保持所述轮轴的轴承；以及用于固定轴承的支架，所述支架穿过内机匣而固定连接在轴承与外机匣之间，或者所述支架固定连接在轴承与内机匣之间。
8.根据权利要求7所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于 所述支架为等角度间隔开的多个固定条或固定片。
9.根据权利要求1-6中任一项所述的后置风扇混排航空发动机，其特征在于 所述后置风扇的涡轮叶片直接固定在低压涡轮转子部分上。
全文摘要
本发明涉及一种后置风扇混排航空发动机，包括发动机转子，内机匣和外机匣，内机匣和外机匣之间形成外涵道，内机匣内形成内涵道；设置在内涵道内的主燃烧室以及级间燃烧室；其中，发动机转子包括位于主燃烧室之前的前置风扇转子和高压压气机转子部分、位于主燃烧室与级间燃烧室之间的高压涡轮转子部分、以及位于级间燃烧室之后的低压涡轮转子部分；发动机还包括后置风扇，在流体流动方向上置于低压涡轮转子部分之后，后置风扇包括多个周向布置的风扇叶片和涡轮叶片，以及连接涡轮叶片与风扇叶片的环形缘板，风扇叶片部分位于外涵道内，而涡轮叶片部分位于内涵道内。
文档编号F02K3/062GK102305152SQ20111013148
公开日2012年1月4日 申请日期2011年5月20日 优先权日2011年5月20日
发明者康剑雄, 徐纲, 房爱兵, 杜强, 毛艳辉 申请人:中国科学院工程热物理研究所